CN101995824A - 星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统 - Google Patents

Abstract

星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，涉及星箭一体化航天器控制半物理仿真系统。它解决了现有的航天器姿态控制半物理仿真系统无法从发射点到主动运行阶段姿态控制系统对航天器进行仿真的问题。它的实时仿真机的仿真信号输入或输出端与星载计算机的仿真信号输出或输入端连接；台上无线通信模块的无线信号输入或输出端与实时仿真机的无线信号输出或输入端连接；地面无线通信模块的信号输出或输入端与地面控制模块的信号输入或输出端连接。本发明适用于星箭一体化航天器姿态控制的仿真。

Description

星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统

技术领域

本发明涉及星箭一体化航天器控制半物理仿真系统。

背景技术

目前我国由于存在航天器研制周期长、费用高、发射要求高、反应慢等问题，尚不能快速构建天基信息系统，缺乏及时观测突发性自然灾难地区并迅速做出反应的能力。为了有效利用系统资源，减少组装与测试时间，哈尔滨工业大学提出了将卫星与运载器有机结合的星箭一体化航天器的概念。

航天器控制系统半物理仿真是研制航天器过程中特有的一种仿真方法，它利用气浮转台作为运动模拟器并结合部分实物搭建半物理仿真环境，进行控制系统方案和算法的仿真验证。气浮转台通过压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成气膜使台面浮于空中，从而实现气浮转台台面与台体之间近似无摩擦的相对转动，以模拟航天器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境。在地面上可以利用气浮转台台面的转动模拟刚体航天器的姿态运动。

目前国内外针对航天器姿态控制的半物理仿真系统研究，主要是针对航天器在轨运行阶段进行的，没有考虑到从发射点到主动运行阶段的姿态控制。然而，星箭一体化航天器由于集成了卫星与运载器的功能，有必要对其主动运行阶段的姿态控制进行仿真研究。

发明内容

本发明是为了解决现有的航天器姿态控制半物理仿真系统无法从发射点到主动运行阶段姿态控制系统对航天器进行仿真的问题，从而提出星箭一体化航天器主动运行阶段和在轨运行阶段姿态控制半物理仿真系统。

星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，它包括航天器气浮转台台上装置，所述航天器气浮转台台上装置包括星载计算机、光纤陀螺、星敏感器模拟器、惯测组合模拟器、反作用飞轮、磁力矩器和喷气模拟器，反作用飞轮的信号输入或输出端与星载计算机的一号信号输出或输入端连接，磁力矩器的信号输入或输出端与星载计算机的二号信号输出或输入端连接，喷气模拟器的信号输入或输出端与星载计算机的三号信号输出或输入端连接；它还包括实时仿真机、台上无线通信模块、地面无线通信模块和地面控制模块，实时仿真机和台上无线通信模块均固定在航天器气浮转台的台面上；实时仿真机的仿真信号输入或输出端与星载计算机的仿真信号输出或输入端连接；光纤陀螺的陀螺信号输入或输出端与实时仿真机的一号信号输出或输入端连接，星敏感器模拟器的信号输入或输出端与实时仿真机的二号信号输出或输入端连接，惯测组合模拟器的信号输入或输出端与实时仿真机的二号信号输出或输入端连接；台上无线通信模块的无线信号输入或输出端与实时仿真机的无线信号输出或输入端连接；地面无线通信模块的无线信号输入或输出端与地面控制模块的无线信号输出或输入端连接。

本发明提供了一种可行的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，能够实现入轨前从发射点到主动运行阶段，及其再到入轨后在轨运行阶段的星箭一体化航天器姿态控制系统仿真。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1说明本具体实施方式，星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，它包括航天器气浮转台台上装置，所述航天器气浮转台台上装置包括星载计算机2、光纤陀螺3、星敏感器模拟器4、惯测组合模拟器5、反作用飞轮6、磁力矩器7和喷气模拟器8，反作用飞轮6的信号输入或输出端与星载计算机2的一号信号输出或输入端连接，磁力矩器7的信号输入或输出端与星载计算机2的二号信号输出或输入端连接，喷气模拟器8的信号输入或输出端与星载计算机2的三号信号输出或输入端连接；它还包括实时仿真机1、台上无线通信模块9、地面无线通信模块10和地面控制模块11，实时仿真机1和台上无线通信模块9均固定在航天器气浮转台的台面上；实时仿真机1的仿真信号输入或输出端与星载计算机2的仿真信号输出或输入端连接；光纤陀螺3的陀螺信号输入或输出端与实时仿真机1的一号信号输出或输入端连接，星敏感器模拟器4的信号输入或输出端与实时仿真机1的二号信号输出或输入端连接，惯测组合模拟器5的信号输入或输出端与实时仿真机1的二号信号输出或输入端连接；台上无线通信模块9的无线信号输入或输出端与实时仿真机1的无线信号输出或输入端连接；地面无线通信模块10的无线信号输入或输出端与地面控制模块11的无线信号输出或输入端连接。

工作原理：光纤陀螺3测量航天器在轨运行阶段的姿态角速度信息输出给实时仿真机1；星敏感器模拟器4测量航天器在轨运行阶段的姿态角度信息输出给实时仿真机1；惯测组合模拟器5测量航天器从发射点到主动运行阶段的轨道和姿态信息输出给实时仿真机1；实时仿真机1模拟航天器从发射点到主动运行阶段运行过程中受到的空间环境干扰力矩，并接收光纤陀螺3、星敏感器模拟器4和惯测组合模拟器5的姿态和轨道测量信息后计算航天器的姿态轨道信息，并将环境干扰力矩和姿态轨道数据信息输出给星载计算机2，同时将姿态轨道数据信息发送至地面上的地面控制模块10，并接收地面控制模块10发送的控制指令；星载计算机2接收实时仿真机1的环境干扰力矩后直接发送至反作用飞轮6，星载计算机2接收实时仿真机1姿态轨道信息和控制指令后，实时计算控制指令输出给航天器执行机构，从发射点至主动运行阶段的航天器执行机构为喷气模拟器5，在轨运行阶段的航天器执行机构为反作用飞轮6、磁力矩器7和喷气模拟器5；航天器执行机构接收控制指令产生对应的控制力矩驱动气浮转台的转动。

本实施方式中各部件的功能：

气浮转台：包括气浮转台台体和气浮转台上用电源，工作时气浮转台台面与台体之间近似无摩擦的相对转动，以模拟航天器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境；气浮转台上用电源采用蓄电池，所述蓄电池通过DC/DC模块为台面上的各设备供电。

常用的气浮转台主要是单轴气浮转台和三轴气浮转台，气浮转台上用电源由常规的蓄电池和DC/DC模块组成。

实时仿真机1：用于模拟航天器的轨道姿态运动学动力学和空间环境干扰；还可以模拟数字太阳敏感器、0/1太阳敏感器、磁强计、GPS等各类敏感器。

实时仿真机1包括CPU模块、串行卡、CAN卡。实时仿真机通过串行卡和CAN卡采集外部各敏感器/执行机构以及模拟器的信息，经过CPU模块进行数据处理后，通过CAN卡将姿态轨道信息输出至星载计算机2，并通过气浮转台上的无线数据传输设备将姿态轨道数据信息发送至地面控制模块11。实时仿真机1通过无线数据传输设备接收地面的控制指令，并发送至星载计算机2。

星载计算机2：运行真实的航天器上的飞行程序，其接口为CAN总线接口。

光纤陀螺3：用于在轨运行阶段采集气浮转台的转动角速度，输出给实时仿真机1，由实时仿真机1结合其它敏感器信息进行姿态确定后将最后的姿态信息传输给星载计算机2，选用中国空间技术研究院502所产品。

星敏感器模拟器4：用于将在轨运行阶段的姿态信息输出给实时仿真机1，由实时仿真机1结合其它敏感器信息进行姿态确定后将最后的姿态信息传输给星载计算机2。

惯测组合模拟器5：用于将从发射到主动运行阶段的姿态轨道信息输出给实时仿真机1，由实时仿真机1进行进行计算后将最后的姿态轨道信息传输给星载计算机2。

反作用飞轮6：接收星载计算机2输出的控制指令，产生对应的控制力矩驱动气浮转台的转动。选用中国空间技术研究院502所产品。

磁力矩器7：用于接收星载计算机输出的控制指令，产生对应的磁矩驱动转台的转动。选用中国空间技术研究院502所产品。

喷气模拟器8：用于接收星载计算机输出的控制指令，由喷嘴产生对应的推力驱动转台的转动。由喷嘴、喷气驱动控制器以及可置于气浮转台上的气罐组成。

本发明与数学仿真相比，更加真实有效地验证航天器姿态控制方案和算法；与全物理仿真相比，该系统成本更低、简单易行；与其它航天器半物理仿真系统相比，该系统能够实现对从发射到主动段运行直至在轨运行的全过程姿态控制半物理仿真验证。

同时，本具体实施方式还包括地面控制模块11，所述地面控制模块11为地面计算机。首先在地面计算机中，利用Visual C++6.0编写代码生成控制界面，将在Matlab/Simulink下搭建的航天器姿态轨道系统模型编译成C代码，通过无线数据传输设备，向气浮转台上实时仿真机1下载编译生成的代码，向实时仿真机1发送启动和停止仿真命令，实时发送目标姿态指令、实时更改姿态飞行模式、实时更改航天器上的可变参数；接收姿态轨道信息数据进行存储和分析。

具体实施方式二、本具体实施方式与具体实施方式一所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统的区别在于，它还包括质心自动调整装置，所述质心自动调整装置固定在航天器气浮转台的台面上。

本实施方式中，质心自动调整装置用于在气浮转台台面放置好各部件后，自动调整台面质心与其重心重合。

具体实施方式三、本具体实施方式与具体实施方式一或二所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统的区别在于，它还包括串行总线，所述光纤陀螺3的信号输入或输出端与实时仿真机1的一号信号输出或输入端之间、星敏感器模拟器4的信号输入或输出端与实时仿真机1的二号信号输出或输入端之间、惯测组合模拟器5的信号输入或输出端与实时仿真机1的三号信号输出或输入端之间均通过串行总线连接。

具体实施方式四、本具体实施方式与具体实施方式三所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统的区别在于，它还包括CAN总线，所述实时仿真机1的仿真信号输入或输出端与星载计算机2的仿真信号输出或输入端之间、反作用飞轮6的信号输入或输出端与星载计算机2的一号信号输出或输入端之间、磁力矩器7的信号输入或输出端与星载计算机2的二号信号输出或输入端之间、喷气模拟器8的信号输入或输出端与星载计算机2的三号信号输出或输入端之间均通过CAN总线连接。

具体实施方式五、本具体实施方式与具体实施方式一、二或四所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统的区别在于，实时防真机1的型号是PC104。

本实施方式中选用的实时防真机1为CPU模块是瑞士Digital-Logic公司的PC104模块，Diamond公司EMERALD-MM-8型串行卡，Softing公司CAN口系列板CAN-AC2-104CAN。

具体实施方式六、本具体实施方式与具体实施方式六所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统的区别在于，台上无线通信模块9和地面无线通信模块10均为蓝牙无线通信模块。

Claims (6)

1.星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，它包括航天器气浮转台台上装置，所述航天器气浮转台台上装置包括星载计算机(2)、光纤陀螺(3)、星敏感器模拟器(4)、惯测组合模拟器(5)、反作用飞轮(6)、磁力矩器(7)和喷气模拟器(8)，反作用飞轮(6)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的一号信号输出或输入端连接，磁力矩器(7)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的二号信号输出或输入端连接，喷气模拟器(8)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的三号信号输出或输入端连接；其特征是：它还包括实时仿真机(1)、台上无线通信模块(9)、地面无线通信模块(10)和地面控制模块(11)，实时仿真机(1)和台上无线通信模块(9)均固定在航天器气浮转台的台面上；实时仿真机(1)的仿真信号输入或输出端与星载计算机(2)的仿真信号输出或输入端连接；光纤陀螺(3)的陀螺信号输入或输出端与实时仿真机(1)的一号信号输出或输入端连接，星敏感器模拟器(4)的信号输入或输出端与实时仿真机(1)的二号信号输出或输入端连接，惯测组合模拟器(5)的信号输入或输出端与实时仿真机(1)的二号信号输出或输入端连接；台上无线通信模块(9)的无线信号输入或输出端与实时仿真机(1)的无线信号输出或输入端连接；地面无线通信模块(10)的无线信号输入或输出端与地面控制模块(11)的无线信号输出或输入端连接。

2.根据权利要求1所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，其特征在于它还包括质心自动调整装置，所述质心自动调整装置固定在航天器气浮转台的台面上。

3.根据权利要求1、2所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，其特征在于它还包括串行总线，所述光纤陀螺(3)的信号输入或输出端与实时仿真机(1)的一号信号输出或输入端之间、星敏感器模拟器(4)的信号输入或输出端与实时仿真机(1)的二号信号输出或输入端之间、惯测组合模拟器(5)的信号输入或输出端与实时仿真机(1)的三号信号输出或输入端之间均通过串行总线连接。

4.根据权利要求3所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，其特征在于它还包括CAN总线，所述实时仿真机(1)的仿真信号输入或输出端与星载计算机(2)的仿真信号输出或输入端之间、反作用飞轮(6)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的一号信号输出或输入端之间、磁力矩器(7)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的二号信号输出或输入端之间、喷气模拟器(8)的信号输入或输出端与星载计算机(2)的三号信号输出或输入端之间均通过CAN总线连接。

5.根据权利要求1、2或4所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，其特征在于实时仿真机(1)的型号是PC104。

6.根据权利要求5所述的星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，其特征在于台上无线通信模块(9)和地面无线通信模块(10)均为蓝牙无线通信模块。

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